KR101946084B1 - 가스 터빈 엔진의 원심 압축기 내부에서 공기 흐름을 확산시키기 위한 방법 및 가스 터빈 엔진의 레이디얼 또는 혼합 압축기를 구성하는 확산 스테이지 - Google Patents

가스 터빈 엔진의 원심 압축기 내부에서 공기 흐름을 확산시키기 위한 방법 및 가스 터빈 엔진의 레이디얼 또는 혼합 압축기를 구성하는 확산 스테이지 Download PDF

Info

Publication number
KR101946084B1
KR101946084B1 KR1020147000353A KR20147000353A KR101946084B1 KR 101946084 B1 KR101946084 B1 KR 101946084B1 KR 1020147000353 A KR1020147000353 A KR 1020147000353A KR 20147000353 A KR20147000353 A KR 20147000353A KR 101946084 B1 KR101946084 B1 KR 101946084B1
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
plates
blade
curvature portion
gas turbine
diffusing
Prior art date
Application number
KR1020147000353A
Other languages
English (en)
Other versions
KR20140047653A (ko
Inventor
로렌트 타르노브스키
니콜라스 불롯
제로미 포로도
Original Assignee
사프란 헬리콥터 엔진스
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 사프란 헬리콥터 엔진스 filed Critical 사프란 헬리콥터 엔진스
Publication of KR20140047653A publication Critical patent/KR20140047653A/ko
Application granted granted Critical
Publication of KR101946084B1 publication Critical patent/KR101946084B1/ko

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/42—Casings; Connections of working fluid for radial or helico-centrifugal pumps
    • F04D29/44—Fluid-guiding means, e.g. diffusers
    • F04D29/441—Fluid-guiding means, e.g. diffusers especially adapted for elastic fluid pumps
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D19/00—Axial-flow pumps
    • F04D19/002—Axial flow fans
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/42—Casings; Connections of working fluid for radial or helico-centrifugal pumps
    • F04D29/44—Fluid-guiding means, e.g. diffusers
    • F04D29/441—Fluid-guiding means, e.g. diffusers especially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/444—Bladed diffusers
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/50—Inlet or outlet
    • F05D2250/52—Outlet

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

본 발명은 형태가 최적화된 플레이트를 배치시킴으로써 공기 흐름을 형성하기 위한 것이다. 따라서, 접선 방향과 흐름 방향에 있어서 비-선대칭 형태가 제안된다. 본 발명의 한 실시예에 따르면, 레이디얼 또는 혼합 가스 터빈 엔진 압축기의 확산 스테이지는 2개의 플레이트(9)에 의해 형성된 임펠러(6)를 포함하는데, 상기 플레이트 사이에서 유체는 중심으로부터 주변을 향해 원심 또는 경사진 방향으로 흐른다. 주변에 있는 트레일링 에지(6f)와 중심에 있는 블레이드(60)의 리딩 에지(6a) 사이에서 유체를 흐를 수 있도록 하기 위해 캐스케이드의 블레이드(60)는 플레이트(9) 사이에서 배열된다. 상기 플레이트(9)들 중 하나 이상의 플레이트는, 2개의 실질적으로 서로 수직인 방향 중 하나 이상의 방향 즉 블레이드(60)를 따르는 공기 흐름(F) 방향 및 블레이드간 접선 방향으로, 2개의 인접한 블레이드(60) 사이에서 교대의 오목(91) 및 볼록(92) 곡률을 가진 하나 이상의 영역(Z1, Z2)을 포함하는 내측면(9i)을 가진다.

Description

가스 터빈 엔진의 원심 압축기 내부에서 공기 흐름을 확산시키기 위한 방법 및 가스 터빈 엔진의 레이디얼 또는 혼합 압축기를 구성하는 확산 스테이지{METHOD FOR DIFFUSING A GAS TURBINE COMPRESSION STAGE, AND DIFFUSION STAGE FOR IMPLEMENTING SAME}
본 발명은 가스 터빈 엔진의 압축 스테이지(compression stage)에서 공기 흐름(air flow)을 확산시키기 위한 방법, 및 상기 방법을 수행할 수 있는 확산 스테이지(diffusion stage)에 관한 것이다.
본 발명은, 해당 스테이지의 확산 조립체(diffusion assembly)에 있어서 원심 및 혼합 압축기의 펌핑 한계(pumping margin)와 성능 수준을 향상시키는 분야에 관한 것이다. 상기 확산 조립체의 목적은 스테이지(stage)를 구성하는 원심 임펠러(centrifugal impeller)의 출구(output)에서 얻어진 유체의 운동에너지를 정압(static pressure)으로 변환시키는 것이다. 이 공정은 터빈 엔진(turbine engine)이 작동하는 동안 수용할 수 있는 펌핑 한계(pumping margin)를 유지하기 위하여 압축기 내의 안정성(stability)을 만족스러운 수준으로 유지하면서도 전체 압력이 최소한으로 손실되도록 수행되어야 한다.
원심 압축기(centgrifugal compressor)는 하나 이상의 레이디얼(radial) 압축 스테이지(compression stage)를 가지며 압축기의 중심축에 대해 수직인 공기 흐름을 생성할 수 있다. 혼합 압축기(mixed compressor)는 중심축에 대해 기울어진(inclined) 하나 이상의 압축 스테이지를 가진다.
압축 스테이지의 확산 조립체는 2개의 플레이트(plate)들에 의해 형성되는 디퓨저를 포함하고, 상기 플레이트들 사이에서 유체는 중심부로부터 주변부(periphery)를 향해 원심 또는 경사진 방향으로 흐른다. 블레이드들은 플레이트들 사이에서 임펠러 주위에 배열된다. 상기 블레이드들은 외측에 있는 트레일링 에지(trailing edge)와 중심에 있는 블레이드의 리딩 에지(leading edge) 사이에서 캐스케이드(cascade)의 흐름을 형성한다.
레이디얼 및 혼합 확산 조립체의 플레이트들은 통상적으로 평평하고 블레이드들 사이에서 유체의 흐름 횡단면(flow cross-section)은 테이퍼(tapered) 구조로 형성되는 것이 바람직하다. 흐름 횡단면의 테이퍼 구조는, 디퓨저(diffuser)의 경부(neck)가 가지는 흐름 횡단면 및 캐스케이드의 트레일링 에지와 리딩 에지 사이에서 감속 속도(deceleration rate)에 의해 형성된다.
그 밖의 구성은 흐름 횡단면을 추가로 조절하여 그에 따라 캐스케이드 내의 확산 공정을 최적화시키기 위하여 테이퍼 구조를 가진 흐름 횡단면에 연결된 축대칭(axisymmetric) 플레이트를 제공한다.
이러한 해결책들은 오직 1차원적으로만 조절할 수 있게 하며, 이에 따라 흐름 횡단면은 변경된다. 두 개의 블레이드들 사이에서 유체 흐름의 접선 이질성(tangential heterogeneity)은 조절될 수 없다. 하지만, 이렇게 조절되면 흐름이 조정되어 최적화될 수 있게 된다.
본 발명의 목적은, 상기 플레이트들이 흐름이 형성되는 최대 표면적을 나타내기 때문에 형상이 최적화된 플레이트를 구현하여 상기 흐름을 발생시키는 것이다. 따라서, 접선 방향과 흐름 방향을 따라 비-축대칭 형태가 제안된다.
보다 구체적으로, 본 발명은 가스 터빈 엔진(gas turbine engine)의 압축 스테이지(compression stage) 내에서 공기 흐름(air flow)을 확산시키기 위한 방법에 관한 것으로서, 상기 압축 스테이지는 임펠러(impeller)를 포함하고 두 개의 플레이트(plate)들에 의해 형성되는 확산 조립체(diffusion assembly)를 포함하며, 상기 플레이트들 사이에서 유체는 중심으로부터 주변(periphery)을 향해 원심 또는 경사진 방향으로 흐른다. 주변부에 있는 트레일링 에지(trailing edge)와 중심부에 있는 블레이드(blade)의 리딩 에지(leading edge) 사이에서 유체를 흐를 수 있도록(channel) 하기 위하여, 캐스케이드(cascade)의 블레이드들이 플레이트들 사이에서 임펠러 주위에 배열된다. 상기 방법에서, 플레이트들 중 하나 이상의 플레이트는, 실질적으로 서로 수직인 두 개의 방향들 중 하나 이상의 방향 즉, 블레이드를 따르는 흐름 방향 및 블레이드간 접선 방향(inter-blade tangential direction)을 따라 교대(alteration)로 배열된 오목 곡률(curvature) 부분 및 볼록 곡률 부분을 가진다.
상기 조건에서 유체 흐름의 3차원 형태에 의해 유체 흐름은 다시 배열되며 균질화될 수 있다. 하중 손실(load loss)을 발생하는 2차 흐름(secondary flow)은 실질적으로 감소된다. 천음속(transonic) 블레이드 조립체 내에서 충격(shock) 위치가 수정되고 충격 강도(intensity)는 줄어든다. 게다가, 압축 스테이지 후에 이어지는 연소 챔버의 입구(input)에서 공기역학적 고정상태(aerodynamic locking)도 실질적으로 감소된다.
또한, 본 발명은 상기 방법을 수행할 수 있는 레이디얼 또는 혼합 가스 터빈 엔진의 확산 스테이지에 관한 것이다. 상기 확산 스테이지는 두 개의 플레이트들에 의해 형성된 디퓨저를 포함하며, 상기 플레이트들 사이에서 유체는 중심부로부터 주변부를 향해 원심 또는 경사진 방향으로 흐른다. 주변부에 있는 트레일링 에지와 중심부에 있는 블레이드의 리딩 에지 사이에서 유체를 흐를 수 있도록(channel) 캐스케이드(cascade)의 블레이드들이 상기 플레이트들 사이에서 임펠러 주위에 배열된다. 상기 플레이트들 중 하나 이상의 플레이트는 2개의 인접한 블레이드 사이에서, 실질적으로 서로 수직인 두 개의 방향들 즉, 블레이드를 따르는 흐름 방향 및 블레이드간 접선 방향(inter-blade tangential direction) 중 한 개이상의 방향을 따라 교대로 배열된 오목(hollow) 곡률(curvature) 부분 및 볼록(bump) 곡률 부분을 가진 하나 이상의 영역을 포함한 내측면(internal face)을 가진다.
본 발명의 유리한 특징에 의하면, 확산 스테이지는 블레이드들 사이에서 교대로 배열된 오목 곡률 부분과 볼록 곡률 부분을 가진 영역들을 가지며, 상기 영역들은 블레이드의 리딩 에지에서 리딩 에지의 상류로부터 시작하여 및/또는 트레일링 에지에서 트레일링 에지의 하류로 이어지는 블레이드의 코드 라인(chord line)의 최대 80%(바람직하게 최대 50%)까지 형성된다. 특히, 확산 스테이지가 두 개의 플레이트들을 포함할 때, 교대로 배열된 오목 곡률 부분과 볼록 곡률 부분을 가진 영역들은 두 개의 플레이트들사이에서 중심에 위치한 가상 대칭면에 대해 대칭구조로 또는 평행하게 두 개의 원심(레이디얼) 및 혼합 확산 플레이트들 중 하나의 플레이트 및/또는 다른 하나의 플레이트에 형성될 수 있다.
본 발명의 추가적인 정보, 특징 및 이점들은 첨부된 도면들을 참조하여 하기에서 비-제한적으로 기술된 내용을 읽음으로써 이해된다.
- 도 1은 에어 디퓨저(air diffuser)를 포함하는 가스 터빈 엔진의 부분적인 횡단면도,
- 도 2a 및 2b는 1개 및 2개의 플레이트를 포함하는 블레이드가 있는 확산 스테이지(diffusion stage)의 사시도,
- 도 3a 내지 3b는 블레이드를 따라 공기 흐름 방향으로 플레이트의 프로파일을 개략적으로 도시한 도면들로서, 곡률이 있는 2개 영역들은, 각각, 블레이드의 하류로 이어지는 트레일링 에지와 블레이드의 상류로부터 나온 리딩 에지에서, 블레이드를 따라 교대로 배열되며,
- 도 4는 블레이드간 접선 방향에서 부분적으로 개략적으로 도시한 도면으로서, 플레이트는 교대로 곡률 부분(alternating curvature)들을 가진 2개 영역을 가지고,
- 도 5는 리딩 에지에서 블레이드 사이를 개략적으로 도시한 도면으로서, 플레이트는 교대로 곡률 부분들을 가진 한 영역을 가지며,
- 도 6은 2개의 블레이드의 트레일링 에지에서 블레이드 사이를 개략적으로 도시한 도면으로서, 교대로 곡률 부분들을 가진 한 영역을 가진 한 플레이트와 평평한 플레이트가 배열된다.
용어 "하류(downstream)" 및 "상류(upstream)"은 공기 흐름에 대한 위치들에 관한 것이다. 모든 도면들에서, 동일한 도면부호들은 상기 도면부호들에 상응하는 요소들이 정의되는 기술 내용에 관한 것이다.
도 1에 따른 헬리콥터 가스 터빈 엔진(1)의 일부분을 개략적으로 도시한 횡단면도를 보면, 우선 공기 흐름(F)이 청정 공기 흡기 슬리브(2) 내에 흡기되며, 그 뒤, 원심 압축기(5)의 압축기(4)의 베인(3)들 및 케이싱(10) 사이에서 압축된다. 상기 터빈은 축(X'X) 주위에서 대칭축을 가진다.
이 경우, 압축기(5)는 원심형이며, 압축된 흐름(F)은 임펠러(4)로부터 방사형으로 배출된다. 압축기가 혼합될 때, 흐름은 축(X'X)에 대해 수직이고, 반경 방향에 대해 0° 내지 90° 사이의 각도로 기울어진 상태로 배출된다.
그 뒤, 연소 챔버(8)의 흡기 채널(7)을 향해 안내되고(routed) 정류될 수 있도록 하기 위하여, 흐름(F)은 임펠러(4)의 출구(output)에 배열된 디퓨저(6)를 통과한다.
상기 정류 공정(rectification)을 수행하기 위하여, 디퓨저(6)는 임펠러(4)의 주변(periphery)에서 2개의 플레이트(9) 사이에 배열된 복수의 곡선 블레이드(60)들로 구성되며, 이 경우, 상기 곡선 블레이드는 반경 방향으로 배열되고 축(X'X) 주위로 회전된다.
도 2b는 2개의 플레이트(9)들에 견고하게 연결된 블레이드(60)를 가진 디퓨저(6)를 보다 구체적으로 도시한 도면이다. 명확하게 도시하기 위해 플레이트가 생략된 도 2a에서, 각각의 블레이드(60)는, 공지된 것과 같이, 상측면(6e) 및 하측면(6i)을 가진다. 도시된 예에서, 상측면과 하측면은 테이퍼 구조를 가진 리딩 에지(6a)와 둥근 트레일링 에지(6f)에 의해 공기 흐름 방향으로 연결된다. 상측면과 하측면에 대해 횡단 방향으로(transversally), 각각의 블레이드(60)는 플레이트(9)에 견고하게 연결된 평평한 측면(6p)을 가진다.
통상적으로, 도 2a 및 2b의 플레이트(9)는 평평하다. 본 발명에 따르면, 상기 플레이트(9)들 중 하나 이상의 플레이트는, 상기 플레이트들 사이에 형성된 공간(E) 내에 2개의 블레이드(60) 사이에서 교대로 배열된 곡률(alternating curvature)부분들을 가진 하나 이상의 영역을 포함한다.
도 3a를 보면, 상기 플레이트(9)는, 블레이드의 리딩 에지(6a)에 있는 흡기구로부터 연소 챔버를 향하는 출구 채널(7)로, 블레이드(60)를 따라 공기 흐름(F)의 방향으로, 프로파일(profile)로서 도시된다. 교대로 배열된 곡률 부분들을 가진 2개의 영역(Z1, Z2)은 블레이드(60)를 따라 플레이트(9) 내에 형성된다. 이들 각각의 영역은, 공기 흐름(F) 면에서 플레이트(9)의 평평한 면 부분(9p)에 대해, 오목 곡률 부분(91)과 볼록 곡률 부분(92)을 가진다. 도시된 비-제한적인 예에서, 상기 영역(Z1,Z2)은 일반적으로 블레이드(60)의 코드 라인(chord line)(6c)의 길이의 거의 80%에 걸쳐 연장된다.
도면을 간단히 하기 위해 도면에서, 플레이트(9)는 작은 두께를 가지지만, 실제로 플레이트(9)는 특정 두께를 가지며, 교대로 배열된 곡률 부분들을 가진 상기 영역들은 플레이트의 내측면(9i) 위에 형성되고, 상기 내측면위에 공기 흐름(F)이 형성된다. 플레이트(9)의 외측면(9e)은 평평한 상태로 유지되거나 교대로 배열된 곡률 부분들을 가진 볼록 곡률 부분 및 오목 곡률 부분의 형상과 일치할 수 있고, 상기 실시예에서는 내측면(9i)이 가지는 오목 곡률 부분 및 볼록 곡률 부분의 형상과 반대 형상을 가진다. 제1 경우에서 플레이트는 가변 두께를 가지며, 제2 경우에서 플레이트는 일정한 두께를 가진다. 특히, 플레이트의 형태는 교대로 배열된 곡률 부분들을 가진 영역을 형성하기 위해, 예를 들어, 밀링(milling), 레이저(laser), 스파크 부식(spark erosion), 포밍(forming), 스탬핑(stamping) 등의 방법이 이용될 수 있다.
도 3b 및 도 3c를 참고할 때, 교대로 배열된 곡률 부분들을 가진 2개의 영역(Z1,Z2)은, 각각, 블레이드(60)의 트레일링 에지(6f)가 위치한 출구채널(7)의 블레이드(60)의 하류까지 형성되거나 블레이드(60)의 리딩 에지(6a)가 위치한 블레이드(60)의 상류로부터 형성된다.
도 4는 블레이드간 접선 방향(inter-blade tangential direction)(6t)에 있는 즉 2개의 블레이드(60) 사이에 있는 확산 스테이지(diffusion stage)의 일부를 개략적으로 도시한다. 화살표는 공기 흐름(F) 방향을 표시한다. 플레이트(9)의 내측면(9i)은 2개의 블레이드(60)의 상측면(6e)과 하측면(6i) 사이에서 주로 연장되고 교대로 배열된 곡률 부분들을 가진 2개의 영역(Z1,Z2)들을 포함한다.
리딩 에지(6a)에서 블레이드 사이를 도시하는 도 5를 참고할 때, 2개의 블레이드(60)들 사이에서 교대로 배열된 곡률 부분들을 가진 영역(Z1)을 포함한 플레이트(9)가 구체적으로 도시된다. 상기 영역(Z1)은 블레이드(60)의 하측면(6i)에 형성된 오목 곡률 부분(91) 및 다른 블레이드(60)의 상측면(6e)에 형성된 볼록 곡률 부분(92)을 가진다. 상기 곡률 부분들이 교대로 구성되어 각각의 블레이드(60)의 상측면과 하측면 사이의 압력은 동일하게 된다. 리딩 에지(6a)들 사이에서 경부(6s)의 공간(section)이 유지된다.
도 6의 사시도에서, 트레일링 에지(6f)에서 공기 흐름(F)의 균질화 과정(homogenization)이 도시된다. 2개의 블레이드(60)들 사이에 배열된 평평한 플레이트(90)(상기 도면에서는 빗금 라인들로 표시됨)로 인해, 매우 작은 운동량을 가진 공기역학적 고정상태(aerodynamic locking)가 영역(Z0) 내에 형성된다. 종래 기술을 따르는 상기 구조에서, 화살표로 표시된 주 공기 흐름(F)은 높은 마하 수(Mach number)를 가진다. 이에 비해, 본 발명에 따라 교대로 배열된 곡률 부분들을 가진 플레이트(9)로 인해, 공기역학적 고정 영역(aerodynamic locking zone)은 제거되고 공기 흐름(F)은 균질화되며(homogenized) 공기 흐름이 점유(occupying)하는 모든 횡단면은 낮은 마하 수를 가진다.
본 발명은 본 명세서에 도시되고 기술된 실시예들에만 제한되지 않는다. 따라서, 본 명세서에 도시된 실시예들에서, 곡률 부분들은 공기 흐름(F)의 방향뿐만 아니라 접선 방향(6t)으로도 교대로 배열된다. 그 밖의 변형예들에서, 교대로 배열되는 곡률 부분들을 가진 영역들이 나란하게(jextaposed) 배열될 수 있어서 동일한 형태의 곡률 부분 즉, 오목 곡률 부분 또는 볼록 곡률 부분을 가진 표면 영역 부분들이 서로 근접하게 배열될 수 있다.

Claims (9)

  1. 두 개의 플레이트(9)들에 의해 형성되는 디퓨저(6)를 포함한 확산 조립체를 포함하는 가스 터빈 엔진(1)의 원심 압축기(5) 내부에서 공기 흐름(F)을 확산시키기 위한 방법으로서, 상기 플레이트(9)들사이에서 유체는 중심부로부터 주변부를 향해 원심 방향 또는 경사진 방향으로 유동하며, 상기 플레이트(9)들사이에서 임펠러(4) 주위에 캐스케이드(cascade)의 블레이드(60)들이 배열되어 상기 중심부에 위치한 블레이드(60)의 리딩 에지(6a) 및 상기 주변부에 위치한 블레이드(60)의 트레일링 에지(6f)사이에서 유체가 흐를 수 있는(channel) 가스 터빈 엔진(1)의 원심 압축기(5) 내부에서 공기 흐름(F)을 확산시키기 위한 방법에 있어서,
    상기 플레이트(9)들 중 한 개이상의 플레이트는 상기 블레이드(60)를 따르는 공기 흐름(F)의 방향으로 한 개이상의 교대로 배열된 오목 곡률 부분(91)과 볼록 곡률 부분(92)을 포함하고,
    플레이트(9)들 중 하나 이상의 플레이트는 블레이드(60)를 따르는 공기 흐름(F)의 방향에 대해 수직인 블레이드간 접선 방향(6t)으로 한 개이상의 교대로 배열된 오목 곡률 부분(91)과 볼록 곡률 부분(92)을 포함하는 것을 특징으로 하는 가스 터빈 엔진의 원심 압축기 내부에서 공기 흐름을 확산시키기 위한 방법.
  2. 삭제
  3. 제1항을 따르는 공기 흐름(F)을 확산시키기 위한 방법을 수행하는 가스 터빈 엔진의 레이디얼 또는 혼합 압축기를 구성하는 확산 스테이지로서, 상기 확산 스테이지는 두 개의 플레이트(9)들에 의해 형성되는 디퓨저(6)를 포함하고, 상기 플레이트(9)들사이에서 유체는 중심부로부터 주변부를 향해 원심 방향 또는 경사진 방향으로 유동하며, 상기 플레이트(9)들사이에서 임펠러(4) 주위에 캐스케이드(cascade)의 블레이드(60)들이 배열되어 상기 중심부에 위치한 블레이드(60)의 리딩 에지(6a) 및 주변부에 위치한 블레이드(60)의 트레일링 에지(6f)사이에서 유체가 흐를 수 있는(channel) 가스 터빈 엔진의 레이디얼 또는 혼합 압축기를 구성하는 확산 스테이지에 있어서,
    상기 플레이트(9)들 중 하나 이상의 플레이트는 인접한 2개의 블레이드(60) 들사이에서 오목 곡률 부분(91)과 볼록 곡률 부분(92)을 교대로 가진 한 개이상의 영역(Z1,Z2)을 포함한 내측면(9i)을 가지는 것을 특징으로 하는 가스 터빈 엔진의 레이디얼 또는 혼합 압축기를 구성하는 확산 스테이지.
  4. 제3항에 있어서, 플레이트(9)들 중 하나 이상의 플레이트는 인접한 2개의 블레이드(60)들사이에서 블레이드간 접선 방향(6t)을 따라 교대로 배열된 오목 곡률 부분(91)과 볼록 곡률 부분(92)을 가진 하나 이상의 영역(Z1, Z2)을 추가로 포함한 내측면(9i)을 가지는 것을 특징으로 하는 가스 터빈 엔진의 레이디얼 또는 혼합 압축기를 구성하는 확산 스테이지.
  5. 제3항에 있어서, 확산 스테이지는, 블레이드(60)의 코드 라인(6c)의 최대 80%까지 상기 블레이드(60)들사이에서 교대로 배열된 오목 곡률 부분(91)과 볼록 곡률 부분(92)을 가진 영역(Z1, Z2)을 가지는 것을 특징으로 하는 가스 터빈 엔진의 레이디얼 또는 혼합 압축기를 구성하는 확산 스테이지.
  6. 제4항에 있어서, 확산 스테이지는, 리딩 에지(6a)의 상류로부터 시작하여, 블레이드(60)의 리딩 에지(6a)에서 오목 곡률 부분과 볼록 곡률 부분을 가진 영역(Z1, Z2)을 가지는 것을 특징으로 하는 가스 터빈 엔진의 레이디얼 또는 혼합 압축기를 구성하는 확산 스테이지.
  7. 제4항에 있어서, 확산 스테이지는, 트레일링 에지(6a)의 하류로 이어지는, 블레이드(60)의 트레일링 에지(6a)에서 오목 곡률 부분과 볼록 곡률 부분을 가진 영역(Z1, Z2)을 가지는 것을 특징으로 하는 가스 터빈 엔진의 레이디얼 또는 혼합 압축기를 구성하는 확산 스테이지.
  8. 제4항에 있어서, 상기 오목 곡률 부분과 볼록 곡률 부분을 가진 영역(Z1, Z2)은 원심 및 혼합 확산을 위해 두 개의 플레이트(9)들 중 한 개의 플레이트 또는 다른 한 개의 플레이트에 제공되는 것을 특징으로 하는 가스 터빈 엔진의 레이디얼 또는 혼합 압축기를 구성하는 확산 스테이지.
  9. 제8항에 있어서, 상기 오목 곡률 부분과 볼록 곡률 부분을 가진 영역(Z1, Z2)은 두 개의 플레이트(9)들사이에서 중심에 위치한 가상 대칭면에 대해 대칭구조로 플레이트(9)에 제공되거나 평행하게 상기 플레이트(9)에 제공되는 것을 특징으로 하는 가스 터빈 엔진의 레이디얼 또는 혼합 압축기를 구성하는 확산 스테이지.
KR1020147000353A 2011-06-20 2012-06-19 가스 터빈 엔진의 원심 압축기 내부에서 공기 흐름을 확산시키기 위한 방법 및 가스 터빈 엔진의 레이디얼 또는 혼합 압축기를 구성하는 확산 스테이지 KR101946084B1 (ko)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1155370 2011-06-20
FR1155370A FR2976633B1 (fr) 2011-06-20 2011-06-20 Procede de diffusion d'un etage de compression d'une turbine a gaz et etage de diffusion de mise en oeuvre
PCT/FR2012/051367 WO2012175855A1 (fr) 2011-06-20 2012-06-19 Procede de diffusion d'un etage de compression d'une turbine a gaz et etage de diffusion de mise en oeuvre

Publications (2)

Publication Number Publication Date
KR20140047653A KR20140047653A (ko) 2014-04-22
KR101946084B1 true KR101946084B1 (ko) 2019-02-08

Family

ID=46508080

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020147000353A KR101946084B1 (ko) 2011-06-20 2012-06-19 가스 터빈 엔진의 원심 압축기 내부에서 공기 흐름을 확산시키기 위한 방법 및 가스 터빈 엔진의 레이디얼 또는 혼합 압축기를 구성하는 확산 스테이지

Country Status (11)

Country Link
US (1) US20140133957A1 (ko)
EP (1) EP2721305B1 (ko)
JP (1) JP6261498B2 (ko)
KR (1) KR101946084B1 (ko)
CN (1) CN103635698B (ko)
CA (1) CA2838686C (ko)
FR (1) FR2976633B1 (ko)
IN (1) IN2014DN00118A (ko)
PL (1) PL2721305T3 (ko)
RU (1) RU2596691C2 (ko)
WO (1) WO2012175855A1 (ko)

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3003908B1 (fr) 2013-03-28 2017-07-07 Turbomeca Diffuseur a ailettes d un compresseur radial ou mixte
DE102017122524A1 (de) * 2017-09-28 2019-03-28 Abb Turbo Systems Ag Diffusor für einen Verdichter
US11286952B2 (en) 2020-07-14 2022-03-29 Rolls-Royce Corporation Diffusion system configured for use with centrifugal compressor

Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20030235497A1 (en) * 2002-06-20 2003-12-25 The Boeing Company Diffuser having a variable blade height

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB685814A (en) * 1950-03-03 1953-01-14 Escher Wyss Ag Improvements in and relating to radial centrifugal compressors and pumps
US6123506A (en) * 1999-01-20 2000-09-26 Pratt & Whitney Canada Corp. Diffuser pipe assembly
RU2197644C1 (ru) * 2001-07-30 2003-01-27 Открытое акционерное общество "Татнефть" Рабочее колесо центробежного насоса
GB0223756D0 (en) * 2002-10-14 2002-11-20 Holset Engineering Co Compressor
RU2330994C2 (ru) * 2006-05-16 2008-08-10 Открытое акционерное общество "Климов" Центробежный компрессор
US8100643B2 (en) * 2009-04-30 2012-01-24 Pratt & Whitney Canada Corp. Centrifugal compressor vane diffuser wall contouring
CN201461538U (zh) * 2009-07-30 2010-05-12 大同北方天力增压技术有限公司 一种抛物线型叶片式扩压器

Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20030235497A1 (en) * 2002-06-20 2003-12-25 The Boeing Company Diffuser having a variable blade height

Also Published As

Publication number Publication date
JP2014517217A (ja) 2014-07-17
CA2838686A1 (fr) 2012-12-27
EP2721305B1 (fr) 2021-02-24
JP6261498B2 (ja) 2018-01-17
WO2012175855A1 (fr) 2012-12-27
KR20140047653A (ko) 2014-04-22
US20140133957A1 (en) 2014-05-15
CA2838686C (fr) 2019-09-17
CN103635698B (zh) 2017-06-13
FR2976633A1 (fr) 2012-12-21
CN103635698A (zh) 2014-03-12
RU2596691C2 (ru) 2016-09-10
IN2014DN00118A (ko) 2015-05-22
EP2721305A1 (fr) 2014-04-23
FR2976633B1 (fr) 2015-01-09
RU2013156047A (ru) 2015-07-27
PL2721305T3 (pl) 2021-07-12

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US9188017B2 (en) Airfoil assembly with paired endwall contouring
JP5059991B2 (ja) 狭ウェスト部を有する静翼
US8292567B2 (en) Stator assembly including bleed ports for turbine engine compressor
US10253637B2 (en) Method and system for improving turbine blade performance
US8684698B2 (en) Compressor airfoil with tip dihedral
JP4148872B2 (ja) ケーシング、コンプレッサ、タービンおよびそのようなケーシングを含む燃焼タービンエンジン
KR102196815B1 (ko) 베인을 갖는 반경류 또는 혼류 압축기 디퓨저
US9810073B2 (en) Turbine blade having swirling cooling channel and cooling method thereof
JP2015520322A (ja) ガスタービンエンジンの壁
US20130051974A1 (en) Gas turbine engines and methods for cooling components thereof with mid-impeller bleed cooling air
KR20170073501A (ko) 터보기계 및 터보기계를 위한 터빈 노즐
KR101946084B1 (ko) 가스 터빈 엔진의 원심 압축기 내부에서 공기 흐름을 확산시키기 위한 방법 및 가스 터빈 엔진의 레이디얼 또는 혼합 압축기를 구성하는 확산 스테이지
US20170167272A1 (en) Cooling arrangement
CN111379737A (zh) 混流风轮、风机组件、动力系统、风扇
CN113090580B (zh) 一种具有s型前缘的离心叶轮叶片及其造型方法
US8790084B2 (en) Airfoil and method of fabricating the same
CN110608196A (zh) 一种带半叶高小叶片的楔形扩压器
US20210079929A1 (en) High performance wedge diffusers for compression systems
CN107624150B (zh) 导向叶片、径流式压缩机、废气涡轮增压器
CN212225589U (zh) 混流风轮、风机组件、动力系统、风扇
EP3875734B1 (en) Exhaust diffuser strut for reducing flow separation
US11879357B2 (en) Turbine blade for a gas turbine engine
US10871170B2 (en) High performance wedge diffusers for compression systems
CN117646742A (zh) 一种用于双出口离心压气机的扩压流道设计方法

Legal Events

Date Code Title Description
A201 Request for examination
E902 Notification of reason for refusal
E701 Decision to grant or registration of patent right
GRNT Written decision to grant